Parameter der Umlaufbahnen künstlicher Erdsatelliten. Umlaufbahnen künstlicher Erdsatelliten
Die Umlaufbahnen verbundener künstlicher Satelliten der Erde sind die Flugbahnen künstlicher Satelliten im Weltraum. Sie werden durch viele Faktoren bestimmt, der wichtigste davon ist die Anziehungskraft des Satelliten auf die Erde.
Eine Reihe weiterer Faktoren sind das Bremsen des Satelliten in der Erdatmosphäre, der Einfluss von Mond, Sonne, Planeten usw. - wirkt sich auch auf die Umlaufbahn des Satelliten aus. Dieser Einfluss ist sehr gering und wird in Form der sogenannten Störung der Umlaufbahn des Satelliten berücksichtigt, d. h. Abweichung der wahren Flugbahn von der idealen, berechnet unter der Annahme, dass sich der Satellit nur unter dem Einfluss der Schwerkraft in Richtung Erde bewegt. Da die Erde ein Körper mit komplexer Form und ungleichmäßiger Massenverteilung ist, ist es schwierig, die ideale Flugbahn zu berechnen. In erster Näherung geht man davon aus, dass sich der Satellit im Schwerefeld einer kugelförmigen Erde mit kugelsymmetrischer Massenverteilung bewegt. Dieses Gravitationsfeld wird als zentral bezeichnet.
Die wichtigsten Parameter, die die Bewegung von Satelliten charakterisieren, können mit den Keplerschen Gesetzen bestimmt werden.
Auf die Erdtrabanten angewendet, lauten die Keplerschen Gesetze wie folgt.
Keplers erstes Gesetz: Die Umlaufbahn des Erdtrabanten liegt in einer festen Ebene durch den Erdmittelpunkt und ist eine Ellipse, in deren einem Brennpunkt sich der Erdmittelpunkt befindet.
Keplers zweites Gesetz: Der Radiusvektor eines Satelliten (ein gerades Liniensegment, das einen Satelliten im Orbit und den Mittelpunkt der Erde verbindet) beschreibt gleiche Flächen in gleichen Zeiträumen.
Keplers drittes Gesetz: Das Verhältnis der Quadrate der Umlaufperioden der Satelliten ist gleich dem Verhältnis der Kuben der großen Halbachsen der Umlaufbahnen.
Kommunikationssysteme können Satelliten verwenden, die sich auf Umlaufbahnen bewegen, die sich in den folgenden Parametern unterscheiden: Form (kreisförmig oder elliptisch); Höhe über der Erdoberfläche H oder Abstand vom Erdmittelpunkt; Neigung, d.h. der Winkel φ zwischen der Äquatorialebene und der Orbitalebene. Abhängig vom gewählten Winkel werden Umlaufbahnen in äquatoriale (φ = 0), polare (φ = 90°) und geneigte (0) unterteilt< φ < 90°). Эллиптические орбиты, кроме того, характеризуются апогеем и перигеем, т.е. расстояниями от Земли, соответственно, до наиболее удаленной и до ближайшей точки орбиты. Апогей и перигей орбиты являются концами большой оси эллипса, а линия, на которой они находятся, называется осью апсид. При высоте орбиты 35 800 км период обращения ИСЗ будет равен земным суткам. Экваториальная круговая орбита с высотой 35 800 км при условии, что направление движения спутника совпадает с направлением вращения Земли относительно своей оси (с запада на восток), называется геостационарной орбитой (ГСО). Такая орбита является универсальной и единственной. Спутник, находящийся на ней, будет казаться земному наблюдателю неподвижным. Подобный ИСЗ называется геостационарным. В действительности ИСЗ, математически точно запущенный на ГСО, не остается неподвижным, а из-за эллиптичности Земли и по причине возмущения орбиты медленно уходит из заданной точки и совершает периодические (суточные) колебания по долготе и широте. Поэтому на ИСЗ должна быть установлена система автоматической стабилизации и удержания его в заданной точке ГСО.
Die meisten modernen SSPs basieren auf geostationären Satelliten. In einigen Fällen sind jedoch stark verlängerte elliptische Umlaufbahnen von Interesse, die folgende Parameter haben: Neigungswinkel φ = 63,5°, Höhe im Apogäum etwa 40.000 km, im Perigäum etwa 500 km. Für Russland mit seinem riesigen Territorium jenseits des Polarkreises ist eine solche Umlaufbahn sehr praktisch. Der darauf gestartete Satellit dreht sich synchron mit der Erde, hat eine Umlaufzeit von 12 Stunden und erscheint mit zwei vollständigen Umrundungen pro Tag gleichzeitig über denselben Regionen der Erde. Die Dauer einer Kommunikationssitzung zwischen Satelliten, die sich auf dem Territorium Russlands befinden, beträgt 8 Stunden. Um eine Kommunikation rund um die Uhr zu gewährleisten, ist es notwendig, 3-4 Satelliten auf elliptischen Umlaufbahnen zu platzieren, deren Ebenen gegeneinander versetzt sind und eine bilden System von Satelliten.
In letzter Zeit besteht die Tendenz, Kommunikationssatelliten in niedrigen Umlaufbahnen (Entfernung zur Erde innerhalb von 700 bis 1500 km) einzusetzen. Kommunikationssysteme, die Satelliten in niedrigen Umlaufbahnen nutzen, haben aufgrund des deutlich geringeren (fast 50-fachen) Abstands von der Erde zum Satelliten eine Reihe von Vorteilen gegenüber SSP auf geostationären Satelliten. Erstens gibt es weniger Verzögerung und Dämpfung des übertragenen Signals und zweitens ist es einfacher, Satelliten in die Umlaufbahn zu bringen. Der Hauptnachteil solcher Systeme besteht darin, dass eine große Anzahl von Satelliten in die Umlaufbahn gebracht werden muss, um eine langfristige kontinuierliche Kommunikation sicherzustellen. Dies ist auf die kleine Sichtbarkeitszone eines einzelnen Satelliten zurückzuführen, die die Kommunikation zwischen weit voneinander entfernten Teilnehmern erschwert. Beispielsweise besteht der Weltraumkomplex Iridium (USA) aus 66 Raumfahrzeugen, die auf kreisförmigen Umlaufbahnen mit einer Neigung von φ = 86° und einer Höhe von 780 km platziert sind. Die Satelliten werden in Orbitalebenen platziert, die jeweils 11 Satelliten enthalten. Der Winkelabstand zwischen benachbarten Orbitalebenen beträgt 31,6°, mit Ausnahme der 1. und 6. Ebene, deren Winkelabstand etwa 22° beträgt.
Das Antennensystem jedes Satelliten bildet 48 schmale Strahlen. Das Zusammenspiel aller Satelliten gewährleistet eine globale Abdeckung der Erde mit Kommunikationsdiensten. In unserem Land wird daran gearbeitet, unsere eigenen Satellitenkommunikationssysteme „Signal“ und „Messenger“ mit niedriger Umlaufbahn zu schaffen.
Um die Besonderheiten des Betriebs von Satellitensystemen mit niedriger Umlaufbahn zu verstehen, betrachten wir das Diagramm des Signaldurchgangs darin (Abb. 3.2).
Reis. 3.2. Kommunikationssystem mit mehreren Satelliten in niedriger Umlaufbahn
In diesem Fall müssen an jeder Station zwei Antennen (A1 und A2) installiert werden, die über einen der in der gegenseitigen Kommunikationszone befindlichen Satelliten Signale senden und empfangen können. In Abb. Abbildung 3.2 zeigt Satelliten, die sich im Uhrzeigersinn auf einer niedrigen Umlaufbahn bewegen, von der ein Teil als Bogen dargestellt ist. Das betrachtete Satellitenkommunikationssystem funktioniert wie folgt. Das Signal von ZS1 über Antenne A1 kommt bei IS34 an und wird über IS33, IS32, ISZ1 an die Empfangsantenne A1 von ZS2 weitergeleitet. Daher werden in diesem Fall die Antennen A2 und ein Orbitalsegment, das IS34 und IS3 enthält, zur Weiterleitung des Signals verwendet. Wenn IS34 die Zone links von der Horizontlinie aa“ verlässt, wird das Signal über die Antennen A1 und das Orbitalsegment, das IS35...IS32 usw. enthält, gesendet und empfangen.
Da jeder Satellit von einem ziemlich großen Bereich der Erdoberfläche aus beobachtet werden kann, ist es möglich, zwischen mehreren Satelliten über einen gemeinsamen verbundenen Satelliten zu kommunizieren. In diesem Fall stellt sich heraus, dass der Satellit für viele Satelliten „zugänglich“ ist, weshalb ein solches System als Satellitenkommunikationssystem mit Mehrfachzugriff bezeichnet wird.
Der Einsatz von Satelliten, die sich in einer Umlaufbahn in geringer Höhe bewegen, vereinfacht die Satellitenausrüstung, da der Gewinn von Bodenantennen und die Leistung von Sendern reduziert werden können und mit Empfängern mit geringerer Empfindlichkeit als bei geostationären Satelliten gearbeitet werden kann. Allerdings wird in diesem Fall das System zur Steuerung der Bewegung einer großen Anzahl von Satelliten im Orbit komplizierter.
Derzeit wird ein Kommunikationssystem entwickelt, das auf 840 Kommunikationssatelliten mit niedriger Umlaufbahn basiert, die mit Scanantennensystemen mit hoher Verstärkung ausgestattet sind und die gesamte Erdoberfläche mit einem Netzwerk von 20.000 großen Versorgungsgebieten abdecken, von denen jedes aus 9 kleinen Gebieten bestehen wird. Die Anbindung der Satelliten an das terrestrische Telekommunikationsnetz erfolgt über Hochleistungssatelliten. Die Kommunikationssatelliten mit niedriger Umlaufbahn selbst werden jedoch ein unabhängiges Netzwerk bilden, in dem jeder von ihnen über hochwertige Kommunikationskanäle zwischen Satelliten Daten mit neun Nachbarn austauschen wird. Diese hierarchische Struktur muss bei Ausfällen einzelner Satelliten, lokalen Überlastungen und dem Ausfall eines Teils der Kommunikationsmittel mit der Bodeninfrastruktur funktionsfähig bleiben.
Übertragung von Signalen an den SSP.
Im Gegensatz zu anderen Übertragungssystemen, die im Mikrowellenbereich arbeiten, legt das Funksignal in Satellitensystemen beträchtliche Entfernungen zurück, was eine Reihe von Merkmalen bestimmt, darunter Doppler-Frequenzverschiebung, Signalverzögerung, Diskontinuität von Verzögerungswerten und Doppler-Frequenzverschiebung.
Es ist bekannt, dass die relative Bewegung einer Signalquelle mit der Frequenz f mit der Geschwindigkeit vp<< с вызывает доплеровский сдвиг ∆fдоп = ±fvp /c, где с - скорость распространения электромагнитных колебаний; знак «+» соответствует уменьшению расстояния между источником сигнала и приемником сигнала, а «-» - увеличению.
Bei der Übertragung modulierter Schwingungen ändert sich die Frequenz jeder Spektralkomponente um das 1-fache (vð/с), d. h. Komponenten mit einer höheren Frequenz erhalten eine größere Frequenzänderung, Komponenten mit einer niedrigeren Frequenz erhalten eine kleinere Änderung. Somit führt der Doppler-Effekt zu einer Verschiebung des Signalspektrums um den Wert ∆fadd und zu einer Änderung der Spektrumsskala um das 1 + (vp/c)-fache, d. h. zu seiner Verformung.
Bei geostationären Satelliten ist die Dopplerverschiebung unbedeutend und wird nicht berücksichtigt. Bei stark verlängerten elliptischen Umlaufbahnen (Molniya-Umlaufbahnen) beträgt die maximale Dopplerverschiebung für den Downlink im 4-GHz-Band 60 kHz, was dazu führt, dass diese beispielsweise durch ein vorberechnetes Programm kompensiert werden muss. Es ist schwieriger, Spektrumverzerrungen zu kompensieren. Zu diesem Zweck können Geräte verwendet werden, die entweder eine variabel gesteuerte, je nach Programm veränderbare Verzögerung eines Gruppen- oder Mikrowellensignals aufweisen oder die Gruppenumwandlungsfrequenzen von kanalbildenden Geräten von Übertragungssystemen mit Frequenzteilung von Kanälen steuern.
In diesem Abschnitt betrachten wir die Arten von Satellitenumlaufbahnen. Alle Satelliten bewegen sich in Ellipsen, wobei die Erde einen ihrer Brennpunkte bildet. Folglich sind alle Arten von Umlaufbahnen elliptisch. Die Haupteinteilung der Umlaufbahnen erfolgt durch die Neigung "ich" Umlaufbahn und Wert der großen Halbachse "A". Darüber hinaus kann eine Einteilung nach der Größe der Exzentrizität unterschieden werden „e“- niedrig-elliptische und stark elliptische Umlaufbahnen. Eine visuelle Darstellung der Veränderung des Erscheinungsbildes der Umlaufbahn bei verschiedenen Exzentrizitätswerten finden Sie in .Klassifizierung von Satellitenumlaufbahnen nach Neigung
Im Allgemeinen liegt die Neigung der Satellitenbahn im Bereich von 0° „i“ Abb. 12). Abhängig vom Wert der Neigung und Höhe des Satelliten über der Erdoberfläche weisen die Positionen seiner Sichtbarkeitsbereiche unterschiedliche Breitengradgrenzen und je nach Höhe über der Erdoberfläche unterschiedliche Radien dieser Bereiche auf. Je größer die Neigung, desto nördlicher ist der Satellit sichtbar und je höher er ist, desto größer ist der Sichtbereich. Also die Neigung "ich" und Hauptachse "A" Bestimmen Sie die Bewegung des Sichtbarkeitsbandes des Satelliten über die Erdoberfläche und seine Breite.Im Allgemeinen ändern sich die Orbitalparameter abhängig von der Neigung "ich", große Halbachse "A" und Exzentrizität „e“.
Äquatoriale Umlaufbahnen
Eine äquatoriale Umlaufbahn ist ein Extremfall einer Umlaufbahn mit Neigung "ich"= 0° (vgl ). In diesem Fall sind die Präzession und die Rotation der Umlaufbahn maximal – bis zu 10°/Tag bzw. bis zu 20°/Tag. Die Breite des Sichtbarkeitsbandes eines Satelliten, der sich entlang des Äquators befindet, wird durch seine Höhe über der Erdoberfläche bestimmt. Umlaufbahnen mit geringer Neigung "ich" oft als „nahe äquatorial“ bezeichnet.Polarbahnen
Die Polarumlaufbahn ist der zweite Extremfall der Umlaufbahn, wenn die Neigung "ich"= 90° (vgl ). In diesem Fall gibt es keine Präzession der Umlaufbahn und die Rotation der Umlaufbahn erfolgt in entgegengesetzter Richtung zur Rotation des Satelliten und überschreitet nicht 5°/Tag. Ein ähnlicher Polarsatellit überfliegt nacheinander alle Bereiche der Erdoberfläche. Die Breite des Sichtbarkeitsbereichs eines Satelliten wird durch seine Höhe über der Erdoberfläche bestimmt, aber früher oder später kann der Satellit von jedem Punkt aus gesehen werden. Umlaufbahnen mit Neigung "ich", nahe 90°, werden „subpolar“ genannt.Sonnensynchrone Umlaufbahnen
Sonnensynchrone Umlaufbahn ( MTR) ist eine besondere Art von Umlaufbahn, die häufig von Satelliten genutzt wird, die Bilder der Erdoberfläche aufnehmen. Dabei handelt es sich um eine Umlaufbahn mit solchen Parametern, dass der Satellit jeden Punkt der Erdoberfläche ungefähr zur gleichen lokalen Sonnenzeit überfliegt. Die Bewegung eines solchen Satelliten ist mit der Bewegung der Endlinie entlang der Erdoberfläche synchronisiert – dadurch kann der Satellit immer über die Grenze beleuchteter und unbeleuchteter Bereiche oder immer im beleuchteten Bereich fliegen oder umgekehrt - immer in der Nacht, und die Lichtverhältnisse beim Überfliegen derselben Punkte auf der Erde sind immer gleich. Um diesen Effekt zu erzielen, muss sich die Umlaufbahn pro Jahr um 360° in die entgegengesetzte Richtung der Erdrotation (d. h. nach Osten) bewegen, um die Rotation der Erde um die Sonne auszugleichen. Solche Bedingungen sind nur für einen bestimmten Bereich von Umlaufhöhen und -neigungen erfüllt – in der Regel sind dies Höhen von 600–800 km und Neigung "ich" sollte etwa 98° betragen, d.h. AES in sonnensynchronen Umlaufbahnen haben eine Rückwärtsbewegung (siehe. Reis. 15). Mit zunehmender Flughöhe des Satelliten soll die Neigung zunehmen, weshalb er die Polarregionen nicht überfliegen wird. Sonnensynchrone Umlaufbahnen sind in der Regel nahezu kreisförmig, können aber auch deutlich elliptisch sein.
Im Allgemeinen beträgt die für eine sonnensynchrone Umlaufbahn erforderliche Neigung ich ss kann mit der Formel berechnet werden:
Dabei ist „e“ die Exzentrizität der Satellitenumlaufbahn, „a“ die große Halbachse der Satellitenumlaufbahn in Kilometern (a = h + R W, „h“ ist der Perigäumsabstand zur Erdoberfläche, „R W“ = 6371 km ist der Radius der Erde).
An Reis. 16 zeigt ein Diagramm der erforderlichen Neigung der Umlaufbahn des Satelliten, damit er sonnensynchron ist – für verschiedene Werte der Exzentrizität „e“ und der Perigäumshöhe „h“ des Satelliten über der Erdoberfläche.
Aufgrund des Einflusses von Störungen verlässt der Satellit nach und nach den Synchronisationsmodus und muss daher seine Umlaufbahn regelmäßig mithilfe von Motoren korrigieren.
Klassifizierung von Satellitenumlaufbahnen nach der großen Halbachse
Die zweite Klassifizierung basiert auf der Größe der großen Halbachse, genauer gesagt auf der Höhe über der Erdoberfläche.Satelliten mit niedriger Erdumlaufbahn (LEO).
Satelliten mit niedriger Umlaufbahn ( NASE(Russisch), Reis. 17, a Hör mal zu)) gelten üblicherweise als Satelliten mit Höhen zwischen 160 km und 2000 km über der Erdoberfläche. Solche Umlaufbahnen (und Satelliten) werden in der englischsprachigen Literatur als LEO (vom englischen „ L Autsch E Art Ö rbit"). LEO-Umlaufbahnen unterliegen maximalen Störungen durch das Gravitationsfeld der Erde und ihrer oberen Atmosphäre. Die Winkelgeschwindigkeit von LEO-Satelliten ist maximal - von 0,2°/s bis 2,8°/s, Umlaufzeiten von 87,6 Minuten bis 127 Protokoll .Satelliten mittlerer Umlaufbahn (MEO)
Satelliten mit mittlerer Umlaufbahn ( SOS(Russisch), oder „MEO“- aus dem Englischen " M edium E Art Ö rbit") werden üblicherweise als Satelliten mit Höhen von 2000 km bis 35786 km über der Erdoberfläche betrachtet ( Reis. 17, geb). Die untere Grenze wird durch die LEO-Grenze bestimmt, die obere Grenze durch die Umlaufbahn geostationärer Satelliten (siehe unten). Diese Zone wird hauptsächlich von Navigationssatelliten „bevölkert“ (NAVSTAR-Satelliten des GPS-Systems fliegen in einer Höhe von 20.200 km, Satelliten des GLONASS-Systems – in einer Höhe von 19.100 km) und Kommunikation, die die Erdpole abdeckt. Die Umlaufzeit beträgt 127 Minuten bis 24 Stunden. Winkelgeschwindigkeit – Einheiten und Bruchteile von Bogenminuten pro Sekunde.Geostationäre und geosynchrone Satellitenumlaufbahnen
Geostationäre Satelliten ( GSS(Russisch), oder „GSO“- aus dem Englischen " G eo S synchron Ö rbit") gelten als Satelliten, deren Umlaufdauer um die Erde einem Sterntag (Sterntag) entspricht - 23 Stunden 56 m 4,09 s. Wenn die Neigung "ich" Umlaufbahnen Null sind, dann werden solche Umlaufbahnen als geostationär bezeichnet (siehe. Reis. 18, a). Geostationäre Satelliten fliegen in einer Höhe von 35.786 km über der Erdoberfläche. Weil Da ihre Rotationsperiode mit der Rotationsperiode der Erde um ihre Achse übereinstimmt, „hängen“ solche Satelliten an einer Stelle am Himmel (siehe Abb. Reis. 19). Wenn die Neigung "ich" ungleich Null ist, werden solche Satelliten als geosynchron bezeichnet (siehe. Reis. 18, geb). In Wirklichkeit haben viele geostationäre Satelliten eine leichte Neigung und unterliegen Störungen durch Mond und Sonne, weshalb sie Figuren am Himmel in Form von in Nord-Süd-Richtung verlängerten „Achten“ beschreiben.
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Reis. 18. Geostationärer (a) und geosynchroner (b) Satellit. |
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Reis. Bild 19. Bild stationärer GEOs vor dem Hintergrund der Himmelsrotation: 1 – Eutelsat W4 (NORAD Nr. 26369), 2 – Eutelsat W7 (NORAD Nr. 36101). Striche sind die Spuren von Sternen. Aufgenommen am 06.06.2010 vom Beobachtungspunkt aus R.S. Auf einem Jupiter 36B-Objektiv und einer Canon 30D DSLR-Kamera wurden 12 Bilder mit einer Verschlusszeit von jeweils 30 s gestapelt. © V. Povalishev, V. Mechinsky. |
Wenn wir über die Art der GSS-Flugbahn sprechen, wird diese durch den Wert der Neigungsneigung „i“, der Exzentrizität „e“ und des Perigäumsarguments „W p der Satellitenumlaufbahn“ bestimmt (siehe. ). Wenn Exzentrizität und Neigung der Umlaufbahn Null sind, ist der Subsatellitenpunkt bewegungslos und wird auf einen bestimmten Punkt der Erdoberfläche projiziert. Mit einer Exzentrizität ungleich Null und einer Neigung von Null „zeichnet“ das GSS ein Segment auf der Oberfläche, bewegt sich von Osten nach Westen und zurück und verschiebt sich von der Nullposition um nicht mehr als ΔL max = 114,6° e, d. h. Bei der Exzentrizität e=0,01 beträgt die Verschiebung nicht mehr als 1,2°. Wenn die Neigung ungleich Null und die Exzentrizität Null ist, „zeichnet“ das GSS die klassischen „Achten“ – die Winkelhöhe 2Θ der Figur ist gleich dem doppelten Wert der Neigung i der Umlaufbahn, der maximalen Breite ΔL max wird nach der Formel 0,044 i 2 berechnet (die Neigung „i“ wird in Grad angegeben). Im allgemeinsten Fall ist die GSS-Spur auf der Erdoberfläche mit „i“ und „e“ ungleich Null eine „geneigte Acht“, Winkelhöhe 2Θ = i, maximale Breite ΔL max = 114,6° e und die „Acht“ erhält man nur in diesem Fall, wenn das Perigäumsargument „W p“ der Umlaufbahn gleich 0° und 180° ist, in anderen Fällen erhält man eine komplexere Figur – etwas zwischen einem Oval und einer Acht.
Wie bereits deutlich wird, „hängen“ GSS entgegen der landläufigen Meinung nicht an genau einem Punkt am Himmel – die Neigung, die Exzentrizität und das Perigäumargument der Umlaufbahn des Satelliten bestimmen die Art und Größe der recht komplizierten Figuren der GSS-Flugbahn der Himmel. Wenn der Satellit außerdem nicht aktiv ist, d. h. passt seine Umlaufbahn nicht an, sondern beginnt sich mit ziemlich hoher Geschwindigkeit vor dem Hintergrund der Sterne zu verschieben. Wir zitieren aus: „Der Bedarf an einem korrigierenden Antriebssystem an Bord stationärer Satelliten ergibt sich sowohl aus den Aufgaben des Einsetzens in eine stationäre Umlaufbahn als auch aus der Tatsache, dass es in dieser ständig einer Reihe von Störungen ausgesetzt ist.“ Letzteres Dazu gehören Störungen aufgrund der Inhomogenität des Gravitationsfeldes der Erde, Störungen der Wirkung der Gravitationsfelder von Mond und Sonne und sogar Lichtdruck. Beispielsweise verursacht Lichtdruck langperiodische Bewegungen von IS3 entlang einer Umlaufbahn von bis zu 100 km und in der Höhe bis zu mehreren zehn Kilometern für relativ leichtes, aber großes IS3 (je größer die Masse von IS3 und je kleiner seine Abmessungen, desto geringer ist der Einfluss des Lichtdrucks auf seine Umlaufbahn). Die Abplattung der Erde an den Polen verursacht die Die Bewegung von IS3 entlang einer stationären Umlaufbahn auf fast 9,8 ° pro Jahr führt zu periodischen Höhen- und Neigungsstörungen mit einer Amplitude von bis zu 3 km und zu Änderungen anderer Umlaufbahnparameter. Als Folge von Abweichungen des Erdäquators von einem idealen Kreis ( siehe Bild unten - Lupus ) Der stationäre IS3 verschiebt sich in nur zwei Monaten um etwa 3,3° entlang der Umlaufbahn und seine Höhenposition schwankt um mehr als 8 km. Darüber hinaus wird die maximale Störung aufgrund der äquatorialen Kompression in der Nähe der „Standpunkte“ von 30° und 20° erreicht. d., 60 o und 150 o w. d. Und umgekehrt liegen die stabilsten „Standpunkte“ des stationären IS3 bei 75° im Norden und 105° im Westen. usw. (weitere Einzelheiten zu den Standplätzen siehe unten).
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Abbildung 21. Die Form des Erdgeoids gemäß den GOCE-Satellitendaten. |
Und von derselben Stelle: „Eine Reihe säkularer Störungen der Position von IS3 in einer stationären Umlaufbahn können durch eine Korrektur beseitigt werden, die nach dem Start von IS3 in die Umlaufbahn durchgeführt wird. Zum Beispiel säkulare Störungen der Position in der Orbitalebene, verursacht durch den Einfluss der Polarkompression, kann durch eine Erhöhung der Umlaufhöhe und eine entsprechende Erhöhung der Geschwindigkeit kompensiert werden Bewegung des Satelliten. Gleichzeitig bleibt jedoch der Einfluss anderer Störfaktoren (insbesondere aufgrund des Äquators) ungeklärt Kompression der Erde), was insbesondere fast immer zu einer Änderung der Länge des „stehenden“ Punktes des stationären IS3 führt. Folglich ist eine episodische Korrektur der Bewegung des stationären IS3 erforderlich, wodurch seine Umlaufbahn korrigiert wird Korrekturen hängen von der zulässigen Verschiebung des stationären IS3 in der Länge pro Jahr ab. Wenn die zulässige Verschiebung des IS3 1 o -4 o nicht überschreiten soll, müssen im Allgemeinen bis zu 6 Korrekturen pro Jahr durchgeführt werden. An Punkten Für die stabile Lage des stationären IS3 ist nicht mehr als eine Justierung pro Jahr erforderlich.“
Es stellt sich heraus, dass das GSS ohne obligatorische Bahnkorrektur nicht in der Lage sein wird, in der geostationären Umlaufbahn zu bleiben – eine regelmäßige Korrektur ist erforderlich. Daher verfügt jedes GSS über eine Treibstoffreserve zur Korrektur, und wenn es zu Ende geht, wird das GSS in eine Entsorgungsbahn überführt und abgeschaltet (siehe unten), um eine nahe Umlaufbahn für einen neuen Satelliten freizugeben, und nicht Es besteht die Gefahr einer Kollision mit dem vorhandenen GSS während der Drift.
Derzeit sind mehr als 16.000 Weltraumobjekte künstlichen Ursprungs in erdnahen und geostationären Umlaufbahnen katalogisiert. Davon sind nur etwa 6 % „aktiv“, also Funktion. GSO ist die attraktivste und vorteilhafteste Lösung für die Lösung vieler wissenschaftlicher, wirtschaftlicher, militärischer, Navigations-, kommerzieller und anderer Probleme. Etwa 80 % der aktiven, funktionierenden Satelliten werden im geostationären Orbit eingesetzt. Im Allgemeinen handelt es sich um eine spezielle Umlaufbahn, in der jeder Satellit ständig über einem Punkt der Erdoberfläche hängt.
Aus physikalischer und himmelsmechanischer Sicht lässt sich das Vorhandensein von GEO aus zwei Gründen erklären:
Die Resultierende aller auf einen Himmelskörper wirkenden Kräfte (in unserem Fall die GSS) ist gleich Null.
Die Rotationsgeschwindigkeiten der Erde und des Satelliten sind gleich.
, (**)
Dabei ist m Satellit die Masse des Satelliten, M ⊕ die Masse der Erde, G die Gravitationskonstante und r der Abstand vom Satelliten zum Erdmittelpunkt oder der Radius der Umlaufbahn. Die Größe der Zentrifugalkraft ist gleich:
. (***)
Aus den Gleichungen (**) und (***) können wir die Geschwindigkeit des Satelliten auf einer kreisförmigen Umlaufbahn bestimmen:
.
Wenn die Drehgeschwindigkeit der Erde und des Satelliten gleich ist, entsteht eine Region mit einzigartigen Eigenschaften. Eine solche Gleichheit ist nur in der Ebene des Himmelsäquators möglich. Wenn sich der Satellit nicht in der Äquatorebene dreht, ist es unmöglich, die Synchronisation der Rotation von Erde und Satellit sicherzustellen. Die Umlaufzeit eines Satelliten um die Erde T ist gleich der Umlauflänge 2πr dividiert durch die Geschwindigkeit des Satelliten v:
.
Wenn die Umlaufzeit T des Satelliten gleich der Rotationsperiode der Erde um ihre eigene Achse (23 Stunden 56 Minuten 04 Sekunden) ist, „hängt“ der Satellit über derselben Region der Erde und liegt auf einer kreisförmigen Umlaufbahn in dieser Region wird als geostationär bezeichnet.
Die geostationäre Umlaufbahn ist in ihrer Größe begrenzt und liegt in der Ebene des Erdäquators. Sein Radius beträgt 42164 km vom Erdmittelpunkt. Die Himmelskoordinaten eines geostationären Satelliten in einer geostationären Umlaufbahn sind theoretisch konstant. Die Hauptgründe, die die Kepler-Bewegung eines passiven geostationären Satelliten verzerren, sind Gravitationsstörungen (nicht sphärisches Geopotential, Mond-Sonnen-Störungen) und bei einem GSS mit einem großen Verhältnis von Oberfläche zu Masse auch eine nichtgravitative (leichter Druck). ) Faktor. Durch die Einwirkung störender Kräfte kommt es zu einer Drift des Satelliten, die die Rotationsperiode um die Erde verändert. Der Unterschied zwischen der Rotationsperiode des GSS und der theoretischen führt dazu, dass sich die durchschnittliche Länge des GSS mit der Zeit ändert: Der Satellit driftet langsam von West nach Ost, wenn seine Umlaufdauer um die Erde weniger als einen Sterntag beträgt , und sonst von Ost nach West. Der Unterschied zwischen der Exzentrizität „e“ und Null führt auch dazu, dass sich der Subsatellitenlängengrad des GSS ändert. Es gibt eine leichte Änderung des Längengrads (mit einem Zeitraum von etwa 12 Stunden und einer Amplitude, die proportional zum Quadrat des Neigungswinkels der Umlaufbahn ist) und des Breitengrads (mit einem Zeitraum von 24 Stunden und einer Amplitude, die der Neigung „i“ selbst entspricht). Dadurch beschreibt der Subsatellitenpunkt die bekannte „Acht“ auf der Erdoberfläche (siehe Abb. ).
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Reis. 22. Tägliche Flugbahn des GSS „RAGUGA 22“ (SCN: 19596). |
Der resonante Einfluss von Längstermen auf die Ausdehnung des Geopotentials der Erde (Heterogenität des Schwerefeldes der Erde) führt dazu In der geostationären Umlaufbahn gibt es zwei stabile Gleichgewichtspunkte mit den Längengraden 75° Ost. (Librationspunkt L 1 ) und 255°E. (LibrationspunktL 2 ) . Und zwei instabile, etwa 90° von den stabilen Punkten entfernt. Diese Librationspunkte auf dem GEO sollten bei der Lösung des „n“-Körper-Problems nicht mit den Librationspunkten in der Himmelsmechanik identifiziert werden.
Es gibt nur eine geostationäre Umlaufbahn um die Erde. Satellitenstarts zum GEO begannen im Jahr 1963. Zu Beginn des 21. Jahrhunderts verfügen mehr als 40 Länder der Erde über eigene geostationäre Satelliten. Jedes Jahr werden Dutzende Satelliten in die GEO gestartet, und auch die Umlaufbahn füllt sich nach und nach mit verbrauchten Satelliten. Bei GSO kommt es ständig zu Explosionen abgebrannter Fahrzeuge und ihrer Trägerraketen. Diese Explosionen erzeugen Dutzende oder Hunderte von Weltraumfragmenten, die Betriebsgeräte lahmlegen können. Die Kontamination dieser Umlaufbahn durch Weltraummüll kann zu irreversiblen Folgen führen – der Unmöglichkeit eines stabilen Betriebs von Satelliten. Im Gegensatz zu nahen Erdumlaufbahnen können Weltraumschrott in GEO Jahrtausende lang um die Erde kreisen und dabei drohen, mit in Betrieb befindlichen Raumfahrzeugen zu kollidieren. Seit dem Ende des 20. Jahrhunderts ist das Problem der GSO-Verschmutzung zu einem weltweiten, großräumigen Umweltproblem geworden.
Gemäß dem Internationalen Übereinkommen über die friedliche Nutzung des Weltraums der Vereinten Nationen und den Anforderungen des Internationalen Funkkomitees (zur Vermeidung von Funkstörungen mit benachbarten GSS) sollte der Winkelabstand zwischen GSS nicht weniger als 0,5° betragen. Daher sollte die Anzahl der GSS, die sich in sicherer Entfernung auf dem GSO befinden, theoretisch nicht mehr als 720 Stück betragen. Im letzten Jahrzehnt wurde dieser Abstand zwischen den GSS nicht eingehalten. Im Jahr 2011 lag die Zahl der katalogisierten GSS bereits bei über 1.500.
Geostationäre Satelliten werden normalerweise als Satelliten mit Perioden von 22 bis 26 Stunden, Exzentrizitäten „e“ von nicht mehr als 0,3 und Neigungen der Orbitalebene zur Äquatorialebene „i“ von bis zu 15° klassifiziert, aber in einigen Quellen kann man sie finden eine detailliertere Klassifizierung und strengere Grenzen.
Die Klassifizierung des GSS kann nach mehreren Kriterien erfolgen: nach dem Grad der „Aktivität“, nach Funktionszweck, nach Orbitalbewegung. Basierend auf dem ersten Zeichen können alle GSS in zwei Klassen eingeteilt werden:
„Aktiv“ – über eine Energieressource verfügen und durch Befehle der Erde gesteuert werden.
„Passiv“ sind künstliche Objekte, die von der Erde aus nicht kontrollierbar sind und deren Raketentreibstoff erschöpft ist und die als Weltraummüll eingestuft werden. Dies sind Trägerraketen, Fragmente von Bühnen, die Satelliten in die Umlaufbahn bringen, zahlreiche Teile, die den Start begleiten, Fragmente von Satelliten, die nach Explosionen eines Geräts im Orbit oder Kollisionen untereinander oder mit Meteoroidenkörpern entstanden sind.
Wissenschaftlich.
Geodätisch.
Meteorologisch.
Navigation.
Militärische Zwecke, die in mehrere Unterklassen unterteilt sind (optische, Funk-, Radaraufklärung, Warnung vor Atomraketenangriffen – Frühwarnsystem).
Funk- und Telekommunikationssatelliten (einschließlich kommerzieller Satelliten).
Maschinenbau.
Satelliten mit hoher Erdumlaufbahn (HEO).
Satelliten mit hoher Umlaufbahn ( VOS(Russisch), oder „HEO“- aus dem Englischen " H oh E Art Ö rbit“) gelten als Satelliten, die eine Höhe von mehr als 35.786 km über der Erdoberfläche erreichen, also über geostationären Satelliten fliegen (vgl. Abb.23). Umlaufbahnen können eine erhebliche Exzentrizität aufweisen (z. B. Satelliten der Meridian- und Molniya-Reihe) – in diesem Fall werden sie als stark elliptisch bezeichnet ( WPP) und nahezu kreisförmig sein (zum Beispiel der Vela-Satellit (die gleichen Satelliten, auf denen in den späten 60er Jahren des 20. Jahrhunderts Gammastrahlenausbrüche entdeckt wurden)).
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Reis. 23. Umlaufbahn eines Windkraftwerks. |
Für jeden GSS-Satelliten wird die Erdumlaufbahn separat berechnet und das minimale Perigäum ΔH ist gleich:
, (1)
Wo "C R " - Lichtdruckkoeffizient), "S"- Satellitenbereich, "M"- seine Masse.
Satelliten in niedriger Umlaufbahn mit Kernreaktoren an Bord haben eine vergrabene Umlaufbahnhöhe von etwa 1000 km, wohin der Kernreaktorkern nach Abschluss seines Betriebs übertragen wird.
Künstliche Erdsatelliten (AES) sind Raumfahrzeuge, die in die Erdumlaufbahn gebracht werden. Satellitenumlaufbahnen variieren:
- Form: kreisförmig und elliptisch;
- Neigung relativ zur Äquatorialebene(Abb. 2.38): 1 - äquatorial (der Neigungswinkel zur Äquatorialebene ist Null), 2 - polar (Neigungswinkel beträgt 90"), 3, 4 - geneigt;
- Drehrichtung: 3 - Geraden (die Richtung stimmt mit der Erdrotation überein), 4 - umgekehrt (entgegengesetzt zur Erdrotation);
- Höhe über der Erdoberfläche: niedrigorbital (mit einer Perigäumshöhe von 200 - 400 km), hochorbital (mit einer Perigäumshöhe von mehr als 1000 km), geostationär (mit einem Kreisbahnradius von etwa 42.160 km und einer Entfernung von der Erdoberfläche von 35.880 km).
Reis. 1.1. Umlaufbahnen künstlicher Erdsatelliten:
1 - äquatorial; 2 - polar; 3 - geneigt (gerade); 4 - schräg (umgekehrt)
Geostationäre Satelliten haben eine äquatoriale direkte Umlaufbahn, die es ihnen ermöglicht, sich ständig über einem bestimmten Punkt am Erdäquator zu befinden.
Die Bewegung von Satelliten wird im Schwerefeld der Erde betrachtet. Die Bewegung von Satelliten und ihre Umlaufbahn wird durch eine Reihe von Störfaktoren beeinflusst:
Nichtzentralität (Nicht-Sphärizität) des Gravitationsfeldes der Erde;
Gravitationsfelder von Mond, Sonne und anderen Himmelskörpern;
Von der Erdatmosphäre erzeugte aerodynamische Kräfte (insbesondere bei Satelliten mit niedriger Umlaufbahn).
Umlaufbahnen von Mond- und interplanetaren Raumfahrzeugen
Der Flug eines Raumfahrzeugs zum Mond und zu anderen Planeten des Sonnensystems erfordert die Berücksichtigung der Bewegung des Raumfahrzeugs im Raum von zwei oder mehr attraktiven Zentren. Für einen solchen Flug muss das Raumfahrzeug mit einer Geschwindigkeit ausgestattet sein, die über der zweiten Weltraumgeschwindigkeit liegt. Daher wird die Flugbahn in einem bestimmten Bereich nahezu hyperbolisch mit einem Fokus im Mittelpunkt der Erde (oder des entsprechenden vorbeiziehenden Planeten).
Die Flugbahn einer Raumsonde in Richtung Mond oder Planet besteht in der Regel aus mehreren Abschnitten (je nach Aufgabenstellung: Landung, Vorbeiflug oder Vorbeiflug):
Injektion des Raumfahrzeugs und der Oberstufe in eine Zwischenumlaufbahn des Erdtrabanten;
Beschleunigen eines Raumfahrzeugs mithilfe einer Oberstufe auf eine Geschwindigkeit, die ausreicht, um zum Mond oder dem entsprechenden Planeten zu fliegen;
Die Bewegung eines Raumfahrzeugs in der Nähe des Mondes oder eines Zielplaneten mit einer Landung oder einem Übergang in die Umlaufbahn eines künstlichen Satelliten oder ein Vorbeiflug in einer bestimmten Entfernung von der Oberfläche. Im letzteren Fall wird eine neue Flugbahn für den Flug zum nächsten Planeten oder für die Rückkehr des Raumfahrzeugs zur Erde gebildet.
Raumfahrtsysteme, die persönliche Kommunikationsprobleme lösen, nutzen Satelliten, die sich in unterschiedlichen Umlaufbahnen befinden können.
Die Umlaufbahnen von Raumfahrzeugen (SC) werden nach ihrer Form, der Häufigkeit des Überflugs von Punkten auf der Erdoberfläche und ihrer Neigung klassifiziert.
Die folgenden Arten von Umlaufbahnen werden nach ihrer Form unterschieden:
1. Rundschreiben – in der Praxis schwierig umzusetzen und erfordert häufige Korrekturen mithilfe von Korrekturtriebwerken an Bord des Raumfahrzeugs.
2. Nahezu kreisförmig. Dies ist die häufigste Umlaufbahnart in Satellitenkommunikationssystemen. In solchen Umlaufbahnen sind die Höhen von Apogäum und Perigäum unterschiedlich. unterscheiden sich um mehrere Dutzend Kilometer.
3. Elliptisch. Höhen N(Apogäum) und N(Perigäum) kann erheblich variieren (z. B. N a = 38000-40000 km, N n = 400-500 km), Diese Umlaufbahnen werden auch häufig in Satellitenkommunikationssystemen verwendet.
4. Geostationär. Dabei handelt es sich um kreisförmige äquatoriale Umlaufbahnen, bei denen die Umlaufzeit des Satelliten der Umlaufzeit der Erde entspricht ( R = 23 H 56 Mindest). In einer solchen Umlaufbahn befindet sich der Satellit in einer Höhe von 36.000 km und befindet sich ständig über einem bestimmten Punkt am Erdäquator. Raumfahrzeuge, die sich in einer geostationären Umlaufbahn befinden, verfügen über einen großen Sichtbereich der Erde, wodurch sie erfolgreich in Satellitenkommunikationssystemen eingesetzt werden können.
5. Parabolisch und hyperbolisch. Sie werden normalerweise zur Untersuchung der Planeten des Sonnensystems verwendet.
Basierend auf der Häufigkeit des Überflugs von Raumfahrzeugen über Punkte auf der Erdoberfläche werden folgende Umlaufbahntypen unterschieden:
1. Synchron. Sie werden wiederum in synchrone Iso-Route und synchrone Quasi-Route unterteilt. Isoroutenbahnen zeichnen sich dadurch aus, dass die Projektionen der Umlaufbahn künstlicher Erdsatelliten (AES) auf die Erdoberfläche (Bahnen) täglich zusammenfallen. Quasi-Route-Umlaufbahnen zeichnen sich dadurch aus, dass die Projektionen der Umlaufbahn auf die Erdoberfläche alle paar Tage zusammenfallen.
2. Nichtsynchrone zeichnen sich dadurch aus, dass die Bahnen, die zwei beliebigen Umdrehungen des Raumfahrzeugs um die Erde entsprechen, nicht zusammenfallen.
Unter Orbitalneigung versteht man den Winkel zwischen den Ebenen des Erdäquators und der Umlaufbahn des Raumfahrzeugs. Die Neigung wird von der Äquatorialebene zur Orbitalebene gegen den Uhrzeigersinn gemessen. Er kann zwischen 0 und 180° variieren.
Die folgenden Arten von Umlaufbahnen werden durch die Neigung unterschieden:
Direkt (Orbitalneigung< 90°)
Rückwärts (Orbitalneigung > 90°)
Polar (Orbitalneigung = 90°)
· Äquatorial (Orbitalneigung beträgt 0 oder 180°)
Orbitale Präzession
Die Nichtkugelförmigkeit der Erde und die ungleichmäßige Verteilung ihrer Masse führen zu einer Änderung (Präzession) in der Ebene der Umlaufbahn des Raumfahrzeugs, was die Präzession der Apsidenlinie (d. h. der Linie, die Apogäum und Perigäum verbindet) des Raumfahrzeugs mit sich bringt Orbit. Dabei hängt die Geschwindigkeit dieser Präzessionen von der Form der Umlaufbahn, der Höhe von Apogäum und Perigäum sowie von der Neigung ab. Die Präzession der Orbitalebene führt zu einer Verschiebung der Auf- und Abstiegswinkel relativ zur Ausgangsposition (im Moment des Starts des Raumfahrzeugs in die Umlaufbahn).
Das Ausmaß der Präzession der Orbitalebene des Raumfahrzeugs hängt von der Stärke des Gravitationsfeldes der Erde ab. Eine Erhöhung der Spannung führt zu einer „Begradigung“ der Umlaufbahn in Äquatornähe durch eine Erhöhung der Geschwindigkeit des Satelliten in Richtung Äquator. In diesem Fall beginnt ein Satellit, der sich in einer direkten Umlaufbahn bewegt, in der Bewegungsrichtung nach links abzuweichen, und ein Satellit, der sich in einer umgekehrten Umlaufbahn bewegt, beginnt im Gegenteil in der Bewegungsrichtung nach rechts abzuweichen.
Im ersten Fall präzediert die Orbitalebene also in westlicher Richtung und im zweiten Fall in östlicher Richtung. Die polaren Orbitalebenen (die eine Neigung = 90° haben) präzedieren nicht.
Höhe der Umlaufbahnen verbundener Satelliten
Derzeit werden in Raumfahrtsystemen zur Lösung von Problemen der persönlichen Funkkommunikation Satelliten eingesetzt, die sich in folgenden Umlaufbahnen befinden können: niedrige (kreisförmige oder nahezu kreisförmige), mittlere (kreisförmige oder elliptische) und geostationäre Umlaufbahnen.
Die Höhe der Umlaufbahnen von Raumfahrzeugen wird auf der Grundlage einer Analyse vieler Faktoren ausgewählt, darunter der Energieeigenschaften von Funkverbindungen, der Verzögerung bei der Ausbreitung von Funkwellen, der Nähe der Van-Allen-Strahlungsgürtel zur Umlaufbahn sowie der Größe und Lage der bediente Gebiete. Darüber hinaus wird die Umlaufhöhe durch die Art der Kommunikationsorganisation und die Anforderungen zur Sicherstellung des erforderlichen Höhenwinkels des Raumfahrzeugs beeinflusst.
Bei der Analyse von Konstellationen mit niedriger Umlaufbahn verschiedener Raumfahrtsysteme kann festgestellt werden, dass die Höhen der kreisförmigen Umlaufbahnen der Raumfahrzeuge der meisten dieser Konstellationen im Bereich von 700 bis 1500 liegen km. Dies ist auf folgende Faktoren zurückzuführen:
· In Umlaufbahnen unter 700 km, ist die Dichte der Atmosphäre ziemlich hoch, was zu einer Abnahme der Exzentrizität und einer allmählichen Abnahme der Höhe des Apogäums führt. Eine weitere Verringerung der Umlaufbahnhöhe führt zu einem erhöhten Treibstoffverbrauch und einer Erhöhung der Manöverfrequenz zur Aufrechterhaltung einer bestimmten Umlaufbahn.
· In Höhen über 1500 km Der erste Van-Allen-Strahlungsgürtel befindet sich, in dem der Betrieb elektronischer Bordgeräte unmöglich ist.
Umlaufbahnen mittlerer Höhe (5000 - 15000). kmüber der Erdoberfläche) liegen zwischen dem ersten und zweiten Van-Allen-Strahlungsgürtel. In Systemen, die Raumfahrzeuge verwenden, die sich in solchen Umlaufbahnen befinden, beträgt die Verzögerung der Signalausbreitung durch den Relaissatelliten etwa 130 MS, die für das menschliche Gehör kaum wahrnehmbar ist und daher die Verwendung solcher Satelliten für die Funktelefonkommunikation ermöglicht.
Systeme, die Satelliten mit einer Umlaufhöhe von 700 - 1500 verwenden km, haben bessere Energieeigenschaften von Funkverbindungen als Systeme mit Satellitenorbitalhöhen von etwa 10.000 km, sind ihnen aber in der Dauer der aktiven Existenz des Raumfahrzeugs unterlegen. Tatsache ist, dass bei einer Umlaufzeit des Raumfahrzeugs etwa 100 Mindest(für niedrige Umlaufbahnen) durchschnittlich 30 Mindest davon fallen auf die Schattenseite der Erde. Daher durchlaufen die Bordbatterien pro Jahr etwa 5.000 Lade-/Entladezyklen durch die Solarmodule. Für Kreisbahnen mit einer Höhe von 10000 km die Umlaufzeit beträgt etwa 6 H, von denen die Raumsonde nur wenige Minuten im Schatten der Erde verbringt.
Es ist auch zu beachten, dass ein Satellit, der sich in einer niedrigen Umlaufbahn befindet, nur für 8-12 in die Sichtlinie des Teilnehmers fällt Mindest. Das bedeutet, dass zur Gewährleistung einer kontinuierlichen Kommunikation für jeden Teilnehmer viele Satelliten erforderlich sind, die nacheinander (unter Verwendung von Gateway-Stationen oder Kommunikation zwischen Satelliten) eine kontinuierliche Kommunikation gewährleisten müssen. Mit zunehmender Höhe der Umlaufbahn des Raumfahrzeugs nimmt die Sichtlinienzone zwischen dem Relaissatelliten und dem Teilnehmer zu, was zu einer Verringerung der Anzahl der Satelliten führt, die zur Gewährleistung einer kontinuierlichen Kommunikation erforderlich sind. Mit zunehmender Orbitalhöhe nehmen also die Zeit und die Größe des Abdeckungsbereichs zu und daher sind weniger Satelliten erforderlich, um denselben Bereich abzudecken.
Geostationäre Raumfahrtsysteme mit Satellitenorbitalhöhen von etwa 36.000 km haben zwei wichtige Vorteile:
· Das aus drei geostationären Satelliten bestehende System ermöglicht praktisch einen globalen Überblick über die Erdoberfläche.
· Satelliten befinden sich immer über einem bestimmten Punkt auf der Erde, wodurch Sie die Ausrüstung für die Ortung von Raumfahrzeugen einsparen können.
Für unser Kommunikationssystem ist es relevanter, einen Satelliten in einer geostationären Umlaufbahn zu verwenden, der es uns ermöglicht, den erforderlichen Bereich der Erdoberfläche abzudecken und auf den Einsatz komplexer Satellitenverfolgungsgeräte zu verzichten.